5.2. Объемно-весовая компоновка

Одной из важнейших задач компоновки самолета является определение центра масс (ЦМ) самолета и приведение его в такое положение относительно средней аэродинамической хорды крыла b_А, при котором:

• в варианте наиболее заднего положения ЦМ обеспечивалось бы условие

• в варианте наиболее переднего положения ЦМ обеспечивалось бы условие достаточности отклонения рулей высоты или стабилизатора для балансировки самолета на режиме взлета или посадки при отклонении механизации крыла.

Этот процесс называется центровкой самолета. Процесс центровки итеративен и имеет по крайней мере три приближения. В дипломном проекте рассматривается только первое приближение (два других включают более подробную весовую ведомость самолета).

При центровочных расчетах первого приближения за исходные массы принимают массы второго приближения (см. раздел 3). Исходя из этого, составим весовую ведомость для расчета в первом приближении, которая представлена в табл. № 5.1.

Таблица № 5.1

№	Агрегат, система, груз	Масса, кг
1	Крыло	472
2	Фюзеляж	386
3	Горизонтальное оперение	45
4	Вертикальное оперение	60
5	Передняя стойка шасси	29
6	Основные стойки шасси	115
7	Силовая установка	495
	Оборудование и управление:	545
8	отсек № 1	125
9	отсек № 2	125
10	отсек № 3	90
11	прочее	65
12	кресло № 1	70
13	кресло № 2	70
14	Снаряжение (инструктор)	100
15	Нагрузка (курсант)	100
	Топливо:	950
16	бак № 1 (основной в фюзеляже)	600
17	бак № 2 (центроплан)	130
18	бак № 3 (консоли крыла)	220
	Сумма	3300

Поясним данные, входящие в таблицу № 5.1. Все входящие массы брались из раздела № 3. При этом масса оперения, равная 105 кг, распределялась между ГО и ВО пропорционально их площадям. Масса передней опоры шасси бралась 0,2 от общей массы шасси, равной 144 кг. Масса оборудования и управления, равная 545 кг, распределялась между основными отсеками самолета (по их вместимостью). В общем масса оборудования и управления самолета включает в себя: систему кондиционирования воздуха ≈ 38 кг, противопожарную систему ≈ 10 кг; все электромонтажные провода ≈ 70 кг; два катапультных кресла К-93 масса каждого ≈ 70 кг; гидравлику ≈ 40 кг; кислородную систему ≈ 7 кг, БРЭО ≈ 240 кг. При этом на самолете имеется три основных отсека оборудования: носовой отсек, отсек под креслом инструктора и закабинный отсек. Большая часть массы оборудования распределялась между этими отсеками. Прочее включает в себя массу оборудования в остальной части самолета (гидравлику в крыле, ВО и ГО, трубопроводы и т.п.). Топливо массой 950 кг распределялось между тремя баками в соответствии с объемами данных баков. Основной бак в фюзеляже (бак № 1), бак в центроплане (бак № 2) и два бака в консолях крыла, каждый вместимостью 110 кг (бак № 3).

Далее на схеме самолета (рис. 5.2) наносим контуры всех частей самолета, включенных в весовую ведомость, и определяем положения их центров тяжести относительно выбранной системы отсчета. В качестве начала системы отсчета возьмем носок фюзеляжа.

При центровочных расчетах первого приближения принимается:

1. положение центра масс крыла на 40…42 % от b_А;

2. положение центра масс оперения на 45…50 % от b_АГОилиb_АВО;

3. положение центра масс фюзеляжа приблизительно на 50%;

4. положение центра масс шасси принимать на уровне верхнего края колес (при стоянке).

Далее определим диапазон потребных центровок для нашего проектируемого самолета. Предельно задняя центровка должна обеспечить равенство:

.

Положение фокуса самолета было определено выше (см. 5.1),.

Степень продольной статической устойчивости на дозвуковых скоростях для маневренных самолетов можем принять по статистике:

Примем, что . Тогда

.

Предельно передняя центровка должна обеспечивать возможность балансировки самолета на взлете или посадке при отклоненной механизации крыла. Можно принять, что

где – для маневренных самолетов. Тогда

.

Вот в этих пределах между идолжен находиться ЦТ самолета.

.

Значение центровки (относительно носка САХ) определяется по следующей формуле:

,

где х_А– расстояние от начала координат (носка фюзеляжа) до носкаb_А.

Центровка самолета определяется для разных расчетных случаев. В нашем случае для маневренного самолета основными расчетными случаями будут:

1. пустой снаряженный самолет (без целевой нагрузки и топлива);

2. нормальный взлетный вес (с целевой нагрузкой и топливом);

3. полет на перегоночную дальность (без целевой нагрузки с максимальным запасом топлива).

В нашем случае в качестве целевой нагрузки выступает обучаемый летчик (курсант), который располагается в передней части кабины самолета.

Для данных расчетных случаев составляется центровочная ведомость самолета и рассчитывается . После чего из рассчитанныхдля рассматриваемых случаев выбрать наиболее заднее () и наиболее переднее () эксплуатационное положение ЦТ самолета. Они должны попасть в диапазон потребных центровок, рассчитанных выше:

.

И если они попадают в диапазон потребных центровок, то их принять за ипроектируемого самолета.

Если же ине попадают в диапазон потребных центровок, то должна быть осуществлена коррекция компоновки самолета.

Осуществим определение для рассматриваемых случаев и в конце приведем пояснение к расчету.

1. Пустой снаряженный самолет.

Пустой снаряженный самолет представляет собой самолет без целевой нагрузки и топлива.

Результаты расчета сведем в таблицу № 5.2.

Таблица № 5.2.

№	Агрегат, система, груз	тi, кг	xi, м	mi·xi, кг·м
1	Крыло	472	6,15	3159,6
2	Фюзеляж	386	5,15	2678,4
3	Горизонтальное оперение	45	9,8	748,6
4	Вертикальное оперение	60	9,473	902,2
5	Передняя стойка шасси	29	1,94	75,6
6	Основные стойки шасси	115	6,1	789,8
7	Силовая установка	495	8,024	4747
	Оборудование и управление
8	отсек № 1	125	1,5	187,5
9	отсек № 2	125	3,8	475
10	отсек № 3	90	5,5	495
11	прочее	65	5,15	334,75
12	кресло № 1	70	2,888	202,16
13	кресло № 2	70	4,353	304,71
14	Снаряжение (инструктор)	100	4,353	435,3
15	Нагрузка (курсант): без/ с грузом	0/100	2,888	0/288,8
	Топливо
16	бак № 1 (основной в фюзеляже)	0	5,5	0
17	бак № 2 (центроплан)	0	6,25	0
18	бак № 3 (консоли крыла)	0	6,55	0
	Сумма	2250/2350	-------	13088/13377

В итоге:

м;

м, м;

2. Нормальный взлетный вес (с целевой нагрузкой и топливом)

Результаты вычислений сведем в таблицу № 5.3.

Таблица № 5.3

№	Агрегат, система, груз	тi, кг	xi, м	mi·xi, кг·м
1	Крыло	472	6,15	3159,6
2	Фюзеляж	386	5,15	2678,4
3	Горизонтальное оперение	45	9,8	748,6
4	Вертикальное оперение	60	9,473	902,2
5	Передняя стойка шасси	29	1,94	75,6
6	Основные стойки шасси	115	6,1	789,8
7	Силовая установка	495	8,024	4747
	Оборудование и управление
8	отсек № 1	125	1,5	187,5
9	отсек № 2	125	3,8	475
10	отсек № 3	90	5,5	495
11	прочее	65	5,15	334,75
12	кресло № 1	70	2,888	202,16
13	кресло № 2	70	4,353	304,71
14	Снаряжение (инструктор)	100	4,353	435,3
15	Нагрузка (курсант)	100	2,888	288,8
	Топливо
16	бак № 1 (основной в фюзеляже)	600	5,5	3300
17	бак № 2 (центроплан)	0	6,25	0
18	бак № 3 (консоли крыла)	0	6,55	0
	Сумма	2950	-------	16687

В итоге:

м;

м, м;

3. Полет на перегоночную дальность (без целевой нагрузки с максимальным запасом топлива).

Результаты вычислений сведем в таблицу № 5.4.

Таблица № 5.4

№	Агрегат, система, груз	тi, кг	xi, м	mi·xi, кг·м
1	Крыло	472	6,15	3159,6
2	Фюзеляж	386	5,15	2678,4
3	Горизонтальное оперение	45	9,8	748,6
4	Вертикальное оперение	60	9,473	902,2
5	Передняя стойка шасси	29	1,94	75,6
6	Основные стойки шасси	115	6,1	789,8
7	Силовая установка	495	8,024	4747
	Оборудование и управление
8	отсек № 1	125	1,5	187,5
9	отсек № 2	125	3,8	475
10	отсек № 3	90	5,5	495
11	прочее	65	5,15	334,75
12	кресло № 1	70	2,888	202,16
13	кресло № 2	70	4,353	304,71
14	Снаряжение (инструктор)	100	4,353	435,3
15	Нагрузка (курсант): без/ с грузом	0/100	2,888	0/288,8
	Топливо
16	бак № 1 (основной в фюзеляже)	600	5,5	3300
17	бак № 2 (центроплан)	130	6,25	812,5
18	бак № 3 (консоли крыла)	220	6,55	1441
	Сумма	3200/3300	-------	18642/18816

В итоге:

м;

м, м;

Выводы и пояснения к расчету

По приведенному выше расчету можем сказать, что самолет является статически устойчивым, а рассчитанные центровки самолета попадают в диапазон потребных центровок (с некоторыми ограничениями, речь о которых ниже):

.

Первый рассмотренный нами расчетный случай (пустой снаряженный самолет) подразумевает расчет центровки самолета без топлива и полезной нагрузки. В нашем случае проектируется учебно-тренировочный самолет, для которого можем принять в качестве полезной нагрузки обучаемого летчика (курсанта), располагаемого в передней части кабины. А в расчете считаем, что пилот (инструктор) самолета находится в задней части кабины (на своем рабочем месте). Поэтому при этом расчете в графе нагрузка следует брать 0. Но здесь я столкнулся с трудностями попадания центровки самолета в диапазон потребных центровок: центровка самолета выходила за этот диапазон дальше за предельно заднюю центровку. Это же касается и при рассмотрении третьего расчетного случая (полет на перегоночную дальность), в которой также один пилот, располагаемый в задней части кабины (место инструктора), но уже с заполненным топливным баком. Так как центровка самолета выходила за диапазон предельных центровок (она "уходила" на 0,052 САХ в первом расчетном случае и на 0,061 САХ во втором расчетном случае от задней предельной центровки, см. расчет), то самолет становился уже статически неустойчивым, что не допустимо. В таком случаю мною было принято решение на данном этапе проектирования загрузить место курсанта дополнительно 100 кг (балласт, имитирующий летчика) с целью обеспечения устойчивости самолета (данное значение подчеркнуто в таблицах № 5.2 и № 5.4). И как видим по результатам расчета, мы попадаем в диапазон потребных (предельных) центровок. Данной вопрос следует более подробного уточнения.

Ввиду выше названных ограничений и анализируя результаты расчетов, можем принять за предельно заднюю и предельно переднюю центровки самолета следующие значения:

–расчетный случай – нормальный взлетный вес;

–расчетный случай – полет на перегоночную дальность.

Также в ходе расчета были приняты следующие решения.

Центр тяжести крыла брался на 0,42 САХ.

Центр тяжести фюзеляжа брался на расстоянии 6,15 м, что соответствует 0,5 его длины.

Центры тяжести ГО и ВО брались на 0,45 их САХ, а масса между ГО и ВО бралась пропорционально их площадям от массы оперения.

Масса передней стойки шасси бралась 0,2 от общей массы шасси (см. п.3), следовательно, 0,8 от общей массы шасси бралось на основные стойки.

Координата ЦТ двигателя (силовой установки) бралась приблизительно. Здесь помимо массы самого двигателя, сухая масса которого составляет ≈ 355 кг, учитывалось и то, что в силовую установку входят еще различные системы двигателя (маслосистема, система управления двигателем), топливная система со своими баками и трубопроводами, а также средства установки двигателя (различные узлы крепления и т.п.). Поэтому здесь ЦТ двигателей (силовой установки) брался приближенно, а именно где-то в районе компрессоров (перед ними), как самой тяжелой частью двигателя.

Оборудование и управление бралось на по ЦТ отсеков. Прочее оборудование бралось на 0,5 длины фюзеляжа.

Центры тяжести курсанта и инструктора брались по месту их расположения. Также в этих местах брались ЦТ катапультных кресел.

С такими рассуждениями мы в первом приближении обеспечили заданную центровку самолета. Далее осуществляется центровочные расчеты второго приближения: уточняется весовая сводка самолета с разбивкой масс по более мелким группам.

Третье приближение центровки проводится после того, как проработана конструкция самолета и имеется возможность уточнить массы отдельных элементов конструкции, и после того, как уточнены схемы и конструктивные элементы систем самолета, а размещение этих элементов уточнено в соответствии с производственно-технологическими и эксплуатационными требованиями.

Кратко опишем объемную компоновку самолета.

Фюзеляжсамолета по располагаемым в нем объемам можно поделить на носовую часть, кабину, среднюю часть и хвостовую часть.

В носовой части фюзеляжа размещен отсек радиоэлектронного и специального оборудования. Также в носовой части организована ниша передней стойки шасси.

Кабина самолета выполнена с тандемным расположением сидений и единым фонарем, с учетом тенденций развития приборного оборудования. Фонарь кабины – односекционный, откидывается на правую сторону, с лобовым козырьком, обеспечивающий экипажу хороший обзор. Кабина оснащена катапультными креслами К-93 класса "О-О" с катапультированием "через фонарь", которые обеспечивают безопасное покидание самолета в аварийных ситуациях. Кабина второго пилота располагается с превышением относительно первого на 250 мм, что соответствует требованиям и обеспечивает хороший обзор инструктору. Под местом инструктора организован отсек радиоэлектронного и специального оборудования, для доступа к которым имеются вырезы под люки.

В средней части фюзеляжа в закабинном отсеке образован отсек радиоэлектронного и специального оборудования. Для доступа к оборудованию предусмотрены откидные капоты. В средней части фюзеляжа расположен основной топливный бак объемом 750 литров (600 кг топлива). Бак расположен вблизи центра тяжести, что обеспечивает изменение центровки при выработке топлива из него, лежащее в допустимом диапазоне центровок. Также в этой части фюзеляжа к силовым шпангоутам крепится центроплан, внутреннее пространство которого отведено под размещение топлива. Перед центропланом организована ниша основных стоек шасси. По бокам крепятся воздухозаборные каналы двигателя. Для исключения влияния фюзеляжа на притекание воздуха в каналы входные кромки каналов не прилегают непосредственно к фюзеляжу, а отделяются отделительными ножами. Боковые ветви каналов перед хвостовой частью фюзеляжа переходят в общий канал круглого сечения.

Основу хвостовой части самолета составляет пространство под размещение двигателя, а также удлинительной трубы. Съем двигателя осуществляется вниз. В верхней части фюзеляжа проложены коммуникации, обеспечивающую работу оборудования, расположенного в хвостовой части самолета (в ГО и ВО). Снизу хвостовой части фюзеляжа расположен тормозной щиток. К хвостовой части фюзеляжа осуществляется крепление ГО и ВО.

Крылосамолета состоит из двух консолей, которые крепятся к центроплану фюзеляжа. В каждой консоли крыла размещен топливный бак объемом 140 литров (110 кг). К силовым элементам крыла крепятся основные опоры шасси. В крыле установлены гидравлические приводы управления закрылками и элеронами. Также в концевых частях крыла установлены навигационные огни, глиссадная антенна и антенна курсового радиоприемника.

Силовая установкапроектируемого самолета состоит из одного двигателя АЛ – 55 с максимальной тягой 2000 кгс. Двигатель размещен в хвостовой части самолета. Монтаж и демонтаж двигателя осуществляется вниз. Для обслуживания коробки агрегатов двигателя имеются съемные панели внизу фюзеляжа.

Шассисамолета трехопорной схемы с управляемым носовым колесом. Основные стойки оснащены тормозными колесами с пневматиками низкого давления для возможности эксплуатации самолета с грунтовых аэродромов. Основные стойки шасси крепятся к силовым элементам крыла (балке и передней стенке), убираются по направлению к фюзеляжу. Носовая стойка крепится к переднему гермошпангоуту и убирается по направлению полета в носовую часть фюзеляжа.